Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 572 AIRFOIL (goe572-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 572 AIRFOIL (goe572-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 14.57 at α=1.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe572-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe572-il-50000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 572 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.000   0.1036   0.12879   0.12272  -0.0995   0.8373   0.0918
 -11.750   0.1070   0.12771   0.12156  -0.1057   0.8216   0.0931
 -11.500   0.1323   0.12188   0.11559  -0.1093   0.8048   0.0946
 -11.250   0.1633   0.11635   0.10986  -0.1113   0.7869   0.0978
 -11.000   0.1792   0.11318   0.10655  -0.1137   0.7719   0.1005
 -10.750   0.1895   0.11059   0.10384  -0.1157   0.7584   0.1044
 -10.500   0.1869   0.10951   0.10273  -0.1178   0.7462   0.1083
 -10.250   0.1741   0.10956   0.10277  -0.1206   0.7361   0.1097
 -10.000   0.2062   0.10338   0.09643  -0.1202   0.7245   0.1130
  -9.750   0.2196   0.10064   0.09362  -0.1202   0.7131   0.1181
  -9.500   0.2234   0.09866   0.09158  -0.1213   0.7045   0.1227
  -9.250   0.2060   0.09859   0.09159  -0.1230   0.6965   0.1264
  -9.000   0.1963   0.09743   0.09042  -0.1249   0.6898   0.1270
  -8.750   0.2245   0.09221   0.08514  -0.1236   0.6800   0.1295
  -8.500   0.2398   0.08922   0.08204  -0.1238   0.6727   0.1324
  -8.250   0.2433   0.08717   0.08002  -0.1235   0.6646   0.1356
  -8.000   0.2315   0.08602   0.07891  -0.1243   0.6586   0.1425
  -7.750   0.2034   0.08547   0.07846  -0.1244   0.6532   0.1440
  -7.500   0.1881   0.08427   0.07732  -0.1233   0.6467   0.1443
  -7.000   0.1867   0.07264   0.06542  -0.1263   0.6380   0.0778
  -6.750   0.1879   0.07056   0.06338  -0.1243   0.6310   0.0769
  -6.500   0.1901   0.06811   0.06086  -0.1231   0.6255   0.0758
  -6.250   0.1898   0.06569   0.05835  -0.1218   0.6207   0.0746
  -6.000   0.1839   0.06375   0.05638  -0.1192   0.6144   0.0739
  -5.750   0.1826   0.06141   0.05389  -0.1174   0.6095   0.0742
  -5.500   0.1856   0.05876   0.05096  -0.1160   0.6056   0.0750
  -5.250   0.1788   0.05732   0.04947  -0.1121   0.5989   0.0751
  -5.000   0.1797   0.05523   0.04712  -0.1092   0.5938   0.0756
  -4.750   0.1879   0.05283   0.04438  -0.1072   0.5898   0.0754
  -4.500   0.1855   0.05146   0.04283  -0.1031   0.5840   0.0754
  -4.250   0.1865   0.04994   0.04096  -0.0992   0.5785   0.0767
  -4.000   0.1958   0.04808   0.03850  -0.0962   0.5743   0.0784
  -3.750   0.2037   0.04677   0.03709  -0.0934   0.5691   0.0796
  -3.500   0.2057   0.04603   0.03622  -0.0894   0.5628   0.0803
  -3.250   0.2220   0.04464   0.03452  -0.0875   0.5584   0.0814
  -3.000   0.2443   0.04338   0.03292  -0.0865   0.5547   0.0843
  -2.750   0.2353   0.04370   0.03322  -0.0808   0.5473   0.0860
  -2.500   0.2526   0.04276   0.03191  -0.0788   0.5426   0.0886
  -2.250   0.2841   0.04131   0.02993  -0.0788   0.5392   0.0907
  -2.000   0.2724   0.04202   0.03060  -0.0728   0.5321   0.0914
  -1.750   0.2890   0.04161   0.02988  -0.0709   0.5269   0.0940
  -1.500   0.3262   0.04050   0.02859  -0.0724   0.5233   0.0998
  -1.250   0.3194   0.04133   0.02940  -0.0673   0.5170   0.1014
  -1.000   0.3266   0.04163   0.02958  -0.0644   0.5110   0.1039
  -0.750   0.3930   0.04047   0.02799  -0.0707   0.5074   0.1127
  -0.500   0.4086   0.04091   0.02838  -0.0695   0.5022   0.1191
  -0.250   0.3848   0.04264   0.03017  -0.0625   0.4949   0.1198
   0.000   0.4324   0.04189   0.02921  -0.0656   0.4914   0.1329
   0.250   0.4916   0.04070   0.02787  -0.0703   0.4888   0.1624
   0.500   0.4056   0.04569   0.03304  -0.0560   0.4778   0.1412
   0.750   0.4481   0.04492   0.03226  -0.0582   0.4749   0.1703
   1.250   0.4195   0.05019   0.03772  -0.0514   0.4597   0.1943
   1.500   0.6247   0.04548   0.03437  -0.0798   0.4590   1.0000
   1.750   0.6591   0.04524   0.03375  -0.0802   0.4567   1.0000
   2.250   0.5932   0.05293   0.04161  -0.0697   0.4411   1.0000
   2.500   0.6308   0.05204   0.04036  -0.0698   0.4396   1.0000
   3.000   0.5844   0.06068   0.04907  -0.0643   0.4236   1.0000
   4.000   0.5314   0.07752   0.06585  -0.0594   0.3941   1.0000
   4.250   0.5566   0.07765   0.06575  -0.0587   0.3923   1.0000
   4.500   0.5185   0.08486   0.07310  -0.0578   0.3817   1.0000
   4.750   0.5360   0.08583   0.07390  -0.0572   0.3789   1.0000
   5.000   0.5585   0.08628   0.07416  -0.0566   0.3770   1.0000
   5.500   0.5351   0.09535   0.08325  -0.0557   0.3651   1.0000
   5.750   0.5535   0.09635   0.08409  -0.0552   0.3628   1.0000
   6.000   0.5757   0.09688   0.08447  -0.0547   0.3611   1.0000
   6.250   0.5422   0.10407   0.09179  -0.0547   0.3526   1.0000
   6.500   0.5537   0.10592   0.09354  -0.0543   0.3496   1.0000
   6.750   0.5684   0.10751   0.09502  -0.0540   0.3477   1.0000
   7.000   0.5873   0.10857   0.09596  -0.0536   0.3462   1.0000
   7.250   0.5620   0.11525   0.10274  -0.0540   0.3413   1.0000
   7.500   0.5618   0.11863   0.10611  -0.0539   0.3376   1.0000
   7.750   0.5705   0.12096   0.10838  -0.0538   0.3352   1.0000
   8.000   0.5849   0.12257   0.10991  -0.0536   0.3332   1.0000
   8.250   0.6024   0.12385   0.11110  -0.0533   0.3316   1.0000
   8.500   0.5972   0.12789   0.11515  -0.0535   0.3285   1.0000
   8.750   0.5911   0.13213   0.11941  -0.0539   0.3263   1.0000
<< Back to GOE 572 AIRFOIL (goe572-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 572 AIRFOIL (goe572-il)